DE69105048T2

DE69105048T2 - Methode zur Ausrichtung der Lage eines zur Erde ausgerichteten Raumflugkörpers.

Info

Publication number: DE69105048T2
Application number: DE69105048T
Authority: DE
Inventors: William F Hummel; John W Smay; John F Yocum
Original assignee: Hughes Aircraft Co
Current assignee: DirecTV Group Inc
Priority date: 1990-05-14
Filing date: 1991-05-09
Publication date: 1995-03-09
Anticipated expiration: 2011-05-10
Also published as: CA2040463C; US5080307A; EP0461394B1; JP2625282B2; EP0461394A1; JPH04231295A; DE69105048D1; CA2040463A1

Description

GEBIET DER ERFINDUNG

Die vorliegende Erfindung betrifft eine neue Technik zur Kontrolle der Ausrichtung körperstabilisierter Raumfahrzeuge, zum Beispiel eines Satelliten, derart, daß die erstmalige Einnahme oder die Wiedereinnahme der erddeutenden Ausrichtung schnell und akkurat erreicht werden kann.

HINTERGRUND DER ERFINDUNG

Derzeit sind viele Systeme zur Erfassung und Kontrolle der Ausrichtung von Raumfahrzeugen in einer geeigneten Umlaufbahnposition relativ zur Erde und für die Aufrechterhaltung der ordnungsgemäßen Umlaufbahnposition verfügbar. Für eine detaillierte Beschreibung der Grundzüge des Aufbaus, der Konstruktion und der Funktionsweise von Systemen zur Erfassung und Kontrolle der Ausrichtung von Raumfahrzeugen wird auf das Buch mit dem Titel "Spacecraft Attitude Determination and Control", herausgegeben von James R. Wertz, publiziert im Verlag D. Reidel Co. (1986), verwiesen. Im allgemeinen müssen solche Systeme Vorrichtungen auf der Grundlage einer kontinuierlichen Echtzeit- Erfassung der Ausrichtung von Raumfahrzeugen beinhalten, sowie Vorrichtungen, die auf die ausrichtungserfassenden Vorrichtungen reagieren, um die Lage des Raumfahrzeugs zu kontrollieren, damit das Raumfahrzeug von der erfaßten Ausrichtung in die richtige oder gewünschte Ausrichtung gebracht werden kann, die auf dem Gebiet der Raumfahrzeuge, zum Beispiel von Satelliten, die sich auf einer Umlaufbahn um die Erde befinden, im allgemeinen eine vorbestimmte Orientierung relativ zur Erde ist. Die ausrichtungserfassenden Vorrichtungen beinhalten im allgemeinen eine Vielfalt an Sensoren, die verschiedene Himmelskörper wahrnehmen oder detektieren und in Abhängigkeit davon elektrische Signale erzeugen. Häufig verwendete Sensoren beinhalten Sonnensensoren, Sternensensoren, Erd(Horizont)sensoren und Magnetometer. Die ausrichtungserfassenden Vorrichtungen können auch unterschiedliche Typen von Kreiselkompassen beinhalten, die, stark vereinfacht ausgedrückt, Instrumente darstellen, in denen schnell rotierende Massen verwendet werden, um Änderungen in der Trägheitsausrichtung des Raumfahrzeugs wahrzunehmen, und darauf zu reagieren. Die ausrichtungsbestimmenden Vorrichtungen beinhalten auch einen Computer zur Verarbeitung der vom Sensor und/oder Kreiselkompaß generierten Signale in Verbindung mit geeigneter Software zur Bestimmung der Ausrichtung. Dem Computer werden normalerweise zusätzlich Ephemeriden-Daten zur Verfügung gestellt, die gewöhnlich aus Raumfahrzeug-Ephemeridendateien beschafft werden, wie beispielsweise die, die im Goddard Space Flight Center, unter Verwendung des Goddard Trajectory Determination System (GTDS), erzeugt und gepflegt werden. "Ephemeride" ist ein Fachausdruck, der eine numerische Tabelle bezeichnet, in der die Position eines Raumfahrzeugs in regelmäßigen Intervallen überall auf seiner Umlaufbahn verzeichnet ist. Die genaue Information über die Umlaufbahn des Raumfahrzeugs kann für jedes Raumfahrzeug einfach formuliert werden, und die resultierende Ephemeride gespeichert werden, zum Beispiel auf einer magnetischen Festplatte oder auf Band, oder direkt im Speicher des Computers. In jedem Fall verarbeitet der Computer beide, die vom Sensor generierten, und die Ephemeriden-Daten, um präzise die Ausrichtung des Raumfahrzeugs zu jedem vorgegebenen Zeitpunkt zu bestimmen.
Der Computer dient des weiteren dazu, die bestimmte Ausrichtung mit der gewünschten Ausrichtung zu vergleichen, und Fehler- oder Kontrollsignale zu erzeugen, die von den ausrichtungskontrollierenden Vorrichtungen benutzt werden, um das Raumfahrzeug aus der erfaßten Ausrichtung in die gewünschte Ausrichtung neu zu orientieren. Die ausrichtungskontrollierenden Vorrichtungen beinhalten Drehmomentgeneratoren, die Kontroll-Drehmomente auf das Raumfahrzeug ausüben (zum Beispiel in der X-, Y- und Z-Achse des internen Raumfahrzeugkoordinatensystems), und zwar in Abhängigkeit von Kontrollsignalen, um die Ausrichtung des Raumfahrzeugs zu korrigieren oder einzustellen. Zu den typischen Drehmomentgeneratoren, die häufig verwendet werden, gehören heiße oder kalte Gasströme, Gas- und Ionenstrahltriebwerke, Rückstoßräder, Impulsräder, magnetische Spulen und kontrollierte Momentkreiselkompasse (CMG's).
Im Bereich der Raumfahrzeugsysteme ist weithin bekannt, daß die zur Ausrichtungsbestimmung verwendeten Computer sich entweder am Boden oder an Bord des Raumfahrzeugs befinden. Im allgemeinen wird das System, das zur Bestimmung und Kontrolle der Ausrichtung verwendet wird, als unabhängig betrachtet, wenn es vollständig an Bord des Raumfahrzeugs lokalisiert ist, und wenn die Erfassung und Aufrechterhaltung der richtigen Ausrichtung des Raumfahrzeugs im wesentlichen keine Unterstützung vom Boden erfordert. Wenn das System teilweise von Elektronik an Bord und zusätzlich teilweise von einer Boden-/Kontrollstation kontrolliert wird, so bezeichnet man dieses System als semiautomatisch. Wird das System mit oder ohne die Notwendigkeit des menschlichen Eingriffs vollständig von einer Bodenstation kontrolliert (geschlossener Kreis oder offener Kreis), so wird das System als bodenkontrolliert bezeichnet. Normalerweise ist das System semiautomatisch, wobei die Sensoren und die dazugehörige Elektronik an Bord des Raumfahrzeugs Daten über die Ausrichtung des Raumfahrzeugs generieren, die drahtlos an die Bodenstation übertragen werden, von wo die Daten an eine Empfängerstation weitergeleitet werden (zum Beispiel an das Zentrum für die Flugkontrolle im Goddard Space Flight Center), in welcher der ausrichtungserfassende Computer untergebracht ist, der diese Daten in der oben beschriebenen allgemeinen Weise verarbeitet und Steuersignale erzeugt, die zur Kontrollelektronik des Drehmomentgenerators an Bord des Raumfahrzeugs aufwärtsübertragen werden, um die Erzeugung eines geeigneten Kontrolldrehmoments zu erleichtern, und so die gewünschte/richtige Lage des Raumfahrzeugs zu erreichen.
Im allgemeinen wird ein Manöver, bei dem die anfängliche (d.h. vor dem Manöver) Ausrichtung unbekannt ist, als ein ausrichtungserfassendes Manöver bezeichnet. Die erstmalige Erfassung der Ausrichtung ist erforderlich, wenn das Raumfahrzeug anfänglich nach seiner Aussetzung vom Trägerfahrzeug in seiner Funktion auf einer Umlaufbahn stationiert worden ist. Ausrichtungsstabilisierung ist der Prozeß, bei dem die existierende Ausrichtung relativ zu einem Referenzsystem aufrechterhalten wird. Normalerweise wird die Ausrichtungsstabilisierung mit einem Ausrichtungskontrollsystem in einer Betriebsweise mit feingeregeltem Stellglied durchgeführt, die üblicherweise als normale, ausrichtungserhaltende Betriebsweise bezeichnet wird. Generell ist das ausrichtungskontrollierende System in der Lage, die funktionelle Ausrichtung des Raumfahrzeugs innerhalb eines vorgeschriebenen Betriebsbereiches zu erhalten, der im allgemeinen durch die Auflösung der Sensoren-Hardware begrenzt ist, zum Beispiel durch das Gesichtsfeld des Erd- oder Sonnensensors, und/oder durch die Geschwindigkeit und die Präzision der Regelungs-Hardware für die Stellglieder, zum Beispiel der Ansprechzeit und der Präzision der Strahltriebwerke. In jedem Fall wird es nach Verlassen des vorgegebenen Betriebsbereiches erneut notwendig (zum Beispiel aufgrund störender Drehmomente), ein ausrichtungserfassendes Manöver durchzuführen, bei dem die anfängliche Ausrichtung des Raumfahrzeugs zum Zeitpunkt, zu dem das Manöver gestartet wurde, unbekannt ist. Dieses Verfahren wird allgemein als wiedererfassendes Ausrichtungsmanöver bezeichnet.
Ausrichtungseinnehmende und -wiedereinnehmende Manöver werden gewöhnlich durch Unterbrechung des normalen, geschlossenen Regelkreises des ausrichtungskontrollierenden Systems durchgeführt und initiieren eine spezielle Folge von Ausrichtungsmanövern unter der Kontrolle (oder teilweisen Kontrolle) eines Software-Pakets, das für ein bestimmtes Raumfahrzeug und dessen vorgegebene Aufgabe speziell angefertigt wurde. Den Einnahme- oder Wiedereinnahme-Operationsmodus des Ausrichtungskontrollsystems kann man sich als grobe Stell-Betriebsart vorstellen, die benutzt wird, um das Raumfahrzeug derart auszurichten, daß die Ausrichtung innerhalb des Zieh- oder Fangbereichs der Regelungs-Software für die Feineinstellung liegt.
Die vorliegende Erfindung betrifft hauptsächlich Dreiachsenkörperstabilisierte Raumfahrzeuge, die sich in einer äquatorialen oder nah-äquatorialen Umlaufbahn (zum Beispiel 20 bis 30 Grad oberhalb oder unterhalb der äquatorialen Umlaufbahn) um die Erde befinden, zum Beispiel geostationäre Kommunikationssatelliten. Das Ausrichtungskontrollsystem der Dreiachsenkörperstabilisierten Satelliten muß über einen Drehmomentgenerator verfügen, der in der Lage ist, ein Drehmoment entlang der Roll-, der Nick- und der Gierachse des Satelliten auszuüben, also ein positives oder negatives Moment entlang der Nickachse, ein positives oder negatives Moment entlang der Gierachse, und ein positives oder negatives Moment entlang der Rollachse, um eine vollständige Ausrichtungskontrolle zu ermöglichen. Im speziellen Fall von geostationären Kommunikationssatelliten wird die gewünschte Ausrichtung, die manchmal auch als erddeutende Ausrichtung bezeichnet wird, erreicht, wenn die Gierachse auf den Nadir gerichtet ist (also in Richtung des Zentrums der Erde), die Nickachse in Richtung der negativen Normalen der Umlaufbahnebene gerichtet ist, und die Rollachse rechtwinklig zu den zwei anderen Achsen ist, so daß die Einheitsvektoren entlang dieser drei Achsen der Beziehung R^ = P^ x Y^ genügen. Demzufolge wird sich für ein Raumfahrzeug in einer Kreisumlaufbahn die Rollachse entlang des Geschwindigkeitsvektors befinden, also in der Richtung der Bewegung des Raumfahrzeugs.
Auf dem Gebiet der geostationären Kommunikationssatelliten ist die Fähigkeit, die erddeutende Ausrichtung schnell wieder einnehmen zu können, wenn sie während des Betriebs/Servicelebens des Satelliten "verlorengeht", von kritischer Bedeutung für die fundamentale Aufgabe des Satelliten, welche die störungsfreie Bereitstellung von Sprache, Daten und/oder die Verbreitung von Video-Kommunikationsservices ist. Zusätzlich soll besonders darauf hingewiesen werden, daß Totzeit von Satelliten aufgrund ihrer hohen Betriebskosten sehr teuer ist. Deshalb ist es äußerst wünschenswert, die Zeit zu minimieren, die zur Wiederherstellung der richtigen erddeutenden Ausrichtung benötigt wird, wann immer der normale, positionserhaltende Operationsmodus des Satellitenpositionierungssystems unterbrochen ist.
Obwohl viele Techniken zum Einnehmen oder Wiedereinnehmen der richtigen erddeutenden Ausrichtung von Dreiachsen-körperstabilisierten Raumfahrzeugen bekannt sind, ist die meistverwendete Technik, die genau im US-Patent No. 4 358 076, erteilt an Lange et al., dargestellt ist, die Aufgangs-Untergangs-Einnahmetechnik, die sich kurz wie folgt beschreiben läßt. Im wesentlichen werden drei Weitwinkel (+ oder - 35 Grad x + oder - 60 Grad) Sonnendetektoren und ein bestimmtes Abtastprofil verwendet, um die Sonne zu lokalisieren und die Rollachse des Raumfahrzeugs auf die Sonnenlinie auszurichten. Anschließend wird die Rollachse um die Sonnenachse gedreht, wodurch die Erde aufgrund der Tatsache, daß sich Sonnensensoren auf beiden, der positiven und der negativen Rollachse befinden, innerhalb von zwölf Stunden in das Gesichtsfeld eines zur Gierachse symmetrischen Erdsensors kommt, und deshalb die gewünschte erddeutende Ausrichtung sowohl bei Morgen- als auch bei Abenddämmerung erreicht werden kann. Obwohl diese erddeutende Ausrichtungseinnahmetechnik einfach, zuverlässig und kostengünstig ist, ist die Zeitdauer, die zum Durchführen einer Einnahme benötigt wird, und in der der Satellit nicht zur Verfügung steht, ein deutlicher Mangel und Nachteil.
Die unabhängigen Ansprüche wurden gegen den früheren Stand der Technik gemäß Dokument FR-A 2 601 159 abgegrenzt. In diesem Dokument wird vorgeschlagen, den Winkel zwischen der Sonne und der Erde zu benutzen (mit einem Satelliten als Referenzpunkt), um einen Konus zu etablieren, der die Erde enthält.
Eine andere Methode zur Stabilisierung von Satelliten in einer geostationären Umlaufbahn ist im Dokument EP-A 290 429 dargestellt. Eine Achse des Satelliten wird mit Hilfe eines Sonnensensors zuerst auf die Sonne ausgerichtet. Ein Erdsensor detektiert anschließend die Erde; das letztere Manöver ist nicht näher im Detail beschrieben.
Eine weitere Methode zur Stabilisierung von Satelliten ist Gegenstand der GB-A 2 008 284. Nach der Erfassung der Sonne werden die Signale von mehreren Sensoren, die in unterschiedliche Richtung sehen, aufgenommen, und der Satellit in Abhängigkeit des gemessenen Signals der Sensoren gedreht.
Obwohl auch andere Techniken zur schnellen Einnahme einer Lage bekannt sind (zum Beispiel in weniger als einer Stunde), erfordern diese Techniken (zum Beispiel die Sternensensortechnik) ausnahmslos sehr komplexe und teure Hard- und Software für ihre Durchführung und sind deshalb weniger zuverlässig und kostengünstig als es in vielen Anwendungen gewünscht ist.
Vor dem Hintergrund des oben Gesagten und des Vorhergehenden ist klar ersichtlich, daß derzeit Bedarf für eine einfache, zuverlässige und kostengünstige Technik zur schnellen Einnahme der erddeutenden Ausrichtung eines Dreiachsen-körperstabilierten Satelliten besteht, um so die Mängel und Nachteile, die mit der derzeit bekannten Techniken zur Einnahme einer erddeutenden Ausrichtung verbunden sind, zu eliminieren.
Primäres Ziel und Zweck dieser Erfindung ist es, dieses Bedürfnis zu befriedigen.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG

Die vorliegende Erfindung umfaßt ein Verfahren zur Einnahme einer erddeutenden Ausrichtung von Dreiachsen-körperstabilisierten Raumfahrzeugen, zum Beispiel eines Satelliten, bei dem die Summe der Momente Null beträgt, oder der mit Momenten vorbelastet ist, der die Erde zum Beispiel in einer äquatorialen oder sich in der Nähe des Äquators befindlichen Umlaufbahnebene umläuft. Das Verfahren beinhaltet Schritte zum Ausrichten der Rollachse des Raumfahrzeugs auf die Sonnenlinie, dann zum Ausrichten des Raumfahrzeugs derart, daß der Winkel zwischen der Gierachse des Raumfahrzeugs und der Sonnenlinie gleich dem Erd-Sonne-Winkel ist, anschließend zum Ausrichten des Raumfahrzeugs derart, daß die Gierachse auf den Vektor ausgerichtet ist, der vom Ursprung des internen Raumfahrzeugkoordinatensystems zur Erde zeigt, und schließlich zum Drehen des Raumfahrzeugs um die Gierachse, bis die Nickachse des Raumfahrzeugs die gewünschte Ausrichtung relativ zur Umlaufbahnebene erreicht hat, zum Beispiel senkrecht zur Umlaufbahnebene, um so die Einnahme der erddeutenden Ausrichtung abzuschließen.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNG

Fig. 1 ist eine schematische Darstellung der Sonnen- und Erdsensorgeometrie, wie sie für die derzeit als beste erachtete Durchführung der vorliegenden Erfindung zur Einnahme der gewünschten erddeutenden Ausrichtung eines Dreiachsen-körperstabilisierten Raumfahrzeugs verwendet wird.
Fig. 2 ist ein Vektordiagramm, das die Sonnen-Erd-Raumfahrzeug-Geometrie darstellt und bestimmte Aspekte des Verfahrens der gegenwärtigen Erfindung darstellt.
Fig. 3 ist ein raumfahrzeugzentriertes, sphärisches Diagramm, welches die sphärische Geometrie darstellt, die weitere bestimmte Aspekte des Verfahrens der vorliegenden Erfindung beschreibt.
Fig. 4 ist eine schematische Darstellung eines Raumfahrzeugs, welches die Erde in einer erddeutenden Ausrichtung umläuft.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG

Da die gegenwärtige Erfindung primär ein Verfahren zum Einstellen der Orientierung eines Raumfahrzeugs betrifft, und da die Hardware an sich im Rahmen der Raumfahrzeug-Ausrichtungsbestimmungs- und -kontrollsysteme gut bekannt ist, ist es nicht notwendig, eine detaillierte Beschreibung der Hardware zur Implementierung dieses Verfahrens an dieser Stelle zu machen. Dementsprechend versteht sich von selbst, daß jede geeignete Ausrichtungs-Kontroll-Hardware-Konfiguration für die Ausführung der gegenwärtigen Erfindung angewendet werden kann, zum Beispiel jedes System, das in dem oben zitierten Buch mit dem Titel "Spacecraft Attitude Determination and Control" beschrieben ist, und das für die Kontrolle von Dreiachsen-körperstabilisierten Raumfahrzeugen geeignet ist.
Der erste Schritt des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Einnahme einer erddeutenden Ausrichtung besteht darin, die Orientierung eines Dreiachsen-körperstabilisierten Raumfahrzeuges 20 zu bewegen, das je nachdem entweder vom Typ Nullmoment oder momentbelegt ist, derart, daß dessen Rollachse 21 mittels jeder geeigneten Technik auf die Sonnenlinie 22 ausgerichtet wird (die ein Vektor vom Raumfahrzeug 20 in Richtung der Sonne ist). Es ist derzeit zu erwarten, daß das Verfahren der vorliegenden Erfindung in Verbindung mit Raumfahrzeugen nützlich sein wird, zum Beispiel bei einem geostationären Kommunikationssatelliten, der die Erde in einer äquatorialen oder näherungsweise äquatorialen Bahn umläuft (zum Beispiel 20 bis 30 Grad oberhalb oder unterhalb des Äquators), auch wenn die Erfindung nicht auf diesen Zusammenhang beschränkt ist. Dieser erste Schritt wird im folgenden als Sonnenerfassungsschritt bezeichnet.
Ein spezielles Ausführungsbeispiel des Sonnenerfassungschritts wird im folgenden beschrieben, wobei das spezielle Ausführungsbeispiel des Sonnenerfassungsschritts nicht das generelle Verfahren der vorliegenden Erfindung einschränkt. Noch spezieller, mit besonderem Verweis auf Fig. 1, kann der schematischen Darstellung der Sonnensensor-Hardware-Konfiguration das derzeitig als bester Ausführungsmodus erachtete Verfahren der vorliegenden Erfindung zur Orientierung eines Raumfahrzeugs 20 in die erddeutende Ausrichtung entnommen werden. Noch spezieller sind in Fig. 1 zwei schmalspaltige Sonnensensoren 23, 24 dargestellt, die entlang der Nick-Roll- bzw. der Roll- Gier-Ebene des Raumfahrzeugs 20 angeordnet sind, um so entsprechend schmale, planare, fächerartige Sonnensensorengesichtsfelder (FOV's) 26, 28 zu erhalten, die sich entsprechend in der Nick-Roll und der Roll-Gier-Ebene des Raumfahrzeugs 20 befinden. Diese spezielle Sonnensensoren-Konfiguration erleichtert eine spezielle Implementierung des Sonnenerfassungsschritts des gesamten Verfahrens der vorliegenden Erfindung, die nachfolgend beschrieben wird, indem sie geeignete Raumfahrzeug- Ausrichtungsdaten an das Raumfahrzeug-Ausrichtungserfassungs- und Kontrollsystem übergibt (nicht dargestellt).
Noch genauer kann der Sonnenerfassungsschritt des Verfahrens der vorliegenden Erfindung in geeigneter Weise durchgeführt werden, wenn das Raumfahrzeug 20 um seine Nickachse 30 gedreht wird, bis die Sonnenlinie 22 in die Nick-Roll-Ebene zu liegen kommt. Dann wird das Raumfahrzeug 20 um die Gierachse 34 gedreht, bis die Sonnenlinie 22 in die Roll-Gier-Ebene zu liegen kommt. Der Sonnenerfassungsschritt ist abgeschlossen, wenn die Rollachse 21 auf die Sonnenlinie 22 ausgerichtet wurde, d.h. wenn die Sonnenlinie 22 auf den Schnittpunkt der Nick-Roll-und der Roll- Gier-Ebene des Raumfahrzeugs 20 ausgerichtet ist, wie in Fig. 1 dargestellt.
Der zweite Schritt des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Einnahme einer erddeutenden Ausrichtung besteht darin, das Raumfahrzeug 20 so zu orientieren, daß der Winkel A, den die Gierachse 34 mit der Sonnenlinie 22 bildet, dem Erd-Sonnen-Winkel B gleich ist, wie es in Fig. 2 und 3 dargestellt ist. Es ist im Stand der Technik gut bekannt, daß der Erd-Sonnen-Winkel der Winkel ist, der zwischen der Sonnenlinie 22 und dem Vektor V1 eingeschlossen wird, der vom Ursprung des Roll-Gier- und Nick(RPY)- Koordinatensystems des Raumfahrzeugs zur Erde zeigt. Das derzeitig als bestes erachtete Ausführungsbeispiel dieses zweiten Schritts des gesamten Verfahrens der vorliegenden Erfindung wird im folgenden beschrieben.
Zunächst wird der Erd-Sonnen-Winkel B zu der Zeit, zu der der zweite Schritt gestartet wird, auf der Basis ephemerider Daten des Raumfahrzeugs und der Erde bestimmt, und die Drehgeschwindigkeiten des Körpers des Raumfahrzeugs 20 werden nominell angehalten (zum Beispiel unter Kontrolle des Kreisels 35, siehe Fig. 1), während die Rollachse 21 auf die Sonnenlinie 22 ausgerichtet ist. Anschließend wird die Nickachse 30 um einen Winkel C gleich 90 Grad minus B geschwenkt, um die Gierachse 34 in eine Position zu bringen, in der die Größe des Winkels A im wesentlichen gleich der Größe des Winkels B ist. Das Nick- Drehmanöver positioniert die Gierachse 34 auf einem Konus (nicht dargestellt) mit halbem Winkel B zur Erde und bringt des weiteren die Rollachse 21 außer Flucht mit der Sonnenlinie 22 und richtet eine Nicht-Hauptachse 39, die im folgenden als Such-Scan- Rotationsachse bezeichnet wird, auf die Sonnenlinie 22 aus.
Der dritte Schritt des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Einnahme einer erddeutenden Ausrichtung ist die Orientierung des Raumfahrzeugs 20 derart, daß die Gierachse 34 auf das Zentrum der Erde ausgerichtet wird. Da mit dem vorhergehenden/zweiten Schritt die Gierachse 34 auf einen Konus mit dem Halbwinkel B von der Erde gebracht wurde, ist leicht einzusehen, daß der zuvor definierte dritte Schritt einfach ausgeführt werden kann, wenn das Raumfahrzeug 20 um die Such-Scan-Rotationsachse 39 gedreht wird, während mit einem auf der Ziellinie der Gierachse liegenden Erdsensor 40 (siehe Fig. 1) herkömmlicher Bauart nach der Erde gesucht wird, um der Gierachse 34 auf diese Weise eine konische Bewegung zu verleihen, und so schließlich eine geeignete konische Scan-Geometrie zu gewährleisten. Aufgrund der durch diese Prozedur verursachten geometrischen Ausrichtung des Raumfahrzeugs 20 wird garantiert, daß die Gierachse 34 die Erde während einer einzigen Rotation des Raumfahrzeugs 20 um die Such-Scan-Rotationsachse 39 erreicht. Anschließend wird, um das Raumfahrzeug 20 in einer Position zu fixieren, in der die Gierachse 34 auf das Zentrum der Erde ausgerichtet ist (im folgenden als Erderfassungsposition bezeichnet), das Lagepositionierungssystem (nicht gezeigt) des Raumfahrzeugs 20 benutzt, um die konische Bewegung der Gierachse 34 in bekannter Art zum Stillstand zu bringen, wenn sich die Erde hinreichend innerhalb des Gesichtsfelds des Erdsensors (der Erdsensoren) befindet. Anschließend werden die mit den Erdsensoren gemessenen Dreh- und Nicklagen des Raumfahrzeugs 20 (welche natürlich an die Bodenstation übertragen werden könnten) benutzt, um mit dem Lagepositionierungssystem die Gierachse 34 zu zentrieren, zum Beispiel um die Gierachse 34 exakt auf das Zentrum der Erde auszurichten.
Zu diesem Zeitpunkt, wenn sich das Raumfahrzeug 20 in der Erderfassungsposition befindet, ist der einzige verbleibende Schritt die Drehung des Raumfahrzeugs 20 um die Gierachse 34, bis sich die Nickachse 30 in der gewünschten Lage relativ zur Umlaufbahnebene 41 befindet, zum Beispiel senkrecht zur Umlaufbahnebene 41, wie es in Fig. 3 gezeigt wird, in welcher die endgültige erddeutende Lage des Raumfahrzeugs 20 dargestellt ist. Der erforderliche Rotationswinkel kann vollständig aus den ephemeriden Daten berechnet werden, wobei Kenntnisse über die Ausrichtung nicht verwendet werden. An dieser Stelle ist das erfindungsgemäße Verfahren zur Einnahme einer erddeutenden Ausrichtung abgeschlossen, und das Raumfahrzeug-Ausrichtungskontrollsystem kehrt in den normalen positionserhaltenden Betriebsmodus zurück.
Auch wenn das jetzt als beste Durchführungsart betrachtete Verfahren der vorliegenden Erfindung im Voranstehenden offenbart wurde, so versteht sich, daß viele Varianten, Modifikationen und Verbesserungen der vor stehend dargelegten erfinderischen Idee, die sich vielleicht dem Durchschnittsfachmann erschließen, ebenfalls unter den Erfindungsgedanken und den Schutzbereich der vorliegenden Erfindung fallen, die auf der Basis der folgenden Ansprüche ausgelegt werden sollen.

Claims

1. Verfahren zur Einnahme einer erddeutenden Ausrichtung eines Dreiachsen-körperstabilisierten Raumfahrzeugs (20), das Roll-, Nick- und Gierachsen (21, 30, 34) besitzt und die Erde in einer Umlaufbahnebene (41) umläuft, wobei ein Vektor ( ), der vom Raumfahrzeug (20) zur Sonne zeigt, die Sonnenlinie (22) definiert, und wobei ferner das Verfahren die chronologische Ausführung der folgenden Schritte beinhaltet:

- Ausrichten der Rollachse (21) des Raumfahrzeugs (20) auf die Sonnenlinie (22);

- Orientieren des Raumfahrzeugs (20), so daß ein erster Winkel (A), den die Gierachse (34) mit der Sonnenlinie (22) bildet, gleich einem zweiten Winkel (B) ist, den die Sonnenlinie (22) mit einem zweiten Vektor (ê) bildet, der von dem Raumfahrzeug (20) zur Erde zeigt;

- Orientieren des Raumfahrzeugs (20) derart, daß die Gierachse (34) durch Drehung des Raumfahrzeugs (20) um die Sonnenlinie (22) auf den zweiten Vektor (ê) ausgerichtet wird;

dadurch gekennzeichnet, daß

- der zuerst genannte Orientierungsschritt einen Unterschritt beinhaltet, in dem die Nickachse (30) um einen Winkel (C) geschwenkt wird, der 90 Grad minus der bestimmten Größe des zweiten Winkels (B) beträgt, um so die Gierachse (34) in eine Position in einer Ebene zu bringen, die durch die Roll- und Gierachsen (21, 34) definiert wird, in der sie einen dritten Winkel mit der Sonnenlinie (22) bildet, so daß die Größe des dritten Winkels im wesentlichen mit der Größe des zweiten Winkels (B) gleich ist, und charakterisiert wird durch den Schritt der

- Drehung des Raumfahrzeugs (20) um die Gierachse (34), bis die Nickachse (30) im gewünschten Nickachsenwinkel zur Umlaufbahnebene (41) ausgerichtet ist, um die Erfassung der erddeutenden Ausrichtung zu erreichen.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Ausrichtungsschritt folgende Unterschritte beinhaltet:

- Drehen des Raumfahrzeugs (20) um die Nickachse (30), bis die Sonnenlinie (22) in eine erste Ebene kommt, die durch die Nick- und Rollachsen (30, 21) definiert ist; und anschließend

- Drehen des Raumfahrzeugs (20) um die Gierachse (34), bis die Sonnenlinie (22) in eine zweite Ebene kommt, die von den Roll- und den Gierachsen (21, 34) definiert wird, wodurch die Rollachse (21) auf die Sonnenlinie (22) ausgerichtet wird.

3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Ausrichtungsschritt durchgeführt wird unter Verwendung eines ersten, schmalspaltigen Sonnensensors (23), der in der ersten Ebene angeordnet ist, und eines zweiten, schmalspaltigen Sonnensensors (24), der in der zweiten Ebene angeordnet ist, um dadurch entsprechend schmale, ebene, gefächerte Sonnensensorgesichtsfelder (26, 28) in der ersten bzw. zweiten Ebene zu erhalten.

4. Verfahren nach den Ansprüchen 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß der zuerst genannte Orientierungsschritt die folgenden Unterschritte umfaßt:

- Bereitstellen von ephemeriden Daten der Erde und des Raumfahrzeugs (&epsi;S, ΘTOD);

- Verwenden der ephemeriden Daten der Erde und des Raumfahrzeugs (&epsi;S, ΘTOD), um die Größe des zweiten Winkels (B) zu bestimmen;

- nominelles Anhalten der Bewegung des Raumfahrzeugs (20) in den Roll-, Nick- und Gierachsen (21, 30, 34), mit auf die Sonnenlinie (22) ausgerichteter Rollachse (21);

- Drehen der Nickachse (30) um einen Drehwinkel (C), der 90 Grad minus der bestimmten Größe des zweiten Winkels (B) beträgt, um dadurch die Gierachse (34) in eine Position in der zweiten Ebene zu bringen, in der sie einen dritten Winkel mit der Sonnenlinie (22) bildet, so daß die Größe des dritten Winkels im wesentlichen mit der Größe des zweiten Winkels (B) gleich ist; und

- wobei die oben erwähnten Unterschritte in einer Positionierung der Gierachse (34) auf einem Konus resultieren, dessen Halbwinkel gleich dem zweiten Winkel (B) ist, und des weiteren in einer Positionierung der Rollachse (21) außerhalb der Ausrichtung mit der Sonnenlinie (22) sowie der Ausrichtung einer Nicht-Hauptachse (39) des Raumfahrzeugs auf die Sonnenlinie (22) resultieren.

5. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der zweitgenannte Orientierungsschritt folgende Unterschritte umfaßt:

- Drehen des Raumfahrzeugs (20) um die Nicht-Hauptachse (39) des Raumfahrzeugs, um so der Gierachse (34) eine konische Bewegung zu verleihen;

- Verwenden eines sich auf der Gierachse befindlichen Ziellinien-Erdsensors (40), um nach der Erde zu suchen;

- zum Stillstand zu bringen der konischen Bewegung der Gierachse (34) in Abhängigkeit der Detektion der Erde durch den Erdsensor (40); und dann

- schließlich Justieren der Ausrichtung des Raumfahrzeugs (20) derart, daß die Gierachse (34) auf den zweiten Vektor (ê) ausgerichtet ist.

6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Umlaufbahnebene (41) eine äquatoriale Umlaufbahnebene ist.

7. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Umlaufbahnebene (41) eine nah-äquatoriale Ebene ist, deren Abweichung nicht mehr als ungefähr 30 Grad der Höhe einer äquatorialen Umlaufbahnebene beträgt.

8. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Winkel der Nickachse 90 Grad in Bezug zur Umlaufbahnebene (41) beträgt.

9. Vorrichtung zum Einnehmen einer erddeutenden Ausrichtung eines Dreiachsen-körperstabilisierten Raumfahrzeugs (20), das über Roll-, Nick- und Gierachsen (21, 30, 34) verfügt, die Erde in einer Umlaufbahnebene (41) umläuft, und wobei ein erster Vektor ( ), der vom Raumfahrzeug (20) zur Sonne zeigt, die Sonnenlinie (22) definiert, mit:

- Mitteln zum Ausrichten der Rollachse (21) des Raumfahrzeugs (20) auf die Sonnenlinie (22);

- Mitteln zum Orientieren des Raumfahrzeugs (20), derart, daß ein erster Winkel (A), den die Gierachse (34) mit der Sonnenlinie (22) bildet, gleich einem zweiten Winkel (B) ist, den die Sonnenlinie (22) mit einem zweiten Vektor (ê) bildet, der vom Raumfahrzeug (20) zur Erde zeigt;

- Mitteln zum Orientieren des Raumfahrzeugs (20) derart, daß die Gierachse (34) durch Drehung des Raumfahrzeugs (20) um die Sonnenlinie (22) auf den zweiten Vektor (ê) ausgerichtet wird;

gekennzeichnet durch

- Mittel zum Drehen der Nickachse (30) um einen Winkel (C), der 90 Grad minus der bestimmten Größe des zweiten Winkels (B) beträgt, um so die Gierachse (34) in eine Position in der Ebene zu bringen, die durch die Roll- und Gierachse (21, 34) definiert wird, in der sie einen dritten Winkel mit der Sonnenlinie (22) bildet, so daß die Größe des dritten Winkels im wesentlichen mit der Größe des zweiten Winkels (B) gleich ist;

- Mittel zum Drehen des Raumfahrzeugs (20) um die Gierachse (34), bis die Nickachse (30) im gewünschten Nickachsenwinkel zur Umlaufbahnebene (41) ausgerichtet ist, um die Einnahme der erddeutenden Ausrichtung zu erreichen.

10. Vorrichtung nach Anspruch 9, gekennzeichnet durch

- Mittel zum Drehen des Raumfahrzeugs (20) um die Nickachse (30), bis die Sonnenlinie (22) in eine erste Ebene kommt, die durch die Nick- und die Rollachsen (30, 21) definiert ist;

- Mittel zum Drehen des Raumfahrzeugs (20) um die Gierachse (34), bis die Sonnenlinie (22) in die zweite Ebene kommt, die durch die Roll- und Gierachsen (21, 34) definiert ist, wodurch die Rollachse (21) auf die Sonnenlinie (22) ausgerichtet wird;

- wobei ein erster, schmalspaltiger Sonnensensor (23) in der ersten Ebene angeordnet ist, und ein zweiter, schmalspaltiger Sonnensensor (24) in der zweiten Ebene angeordnet ist, um dadurch entsprechend schmale, ebene, gefächerte Sonnensensorgesichtsfelder (26, 28) in der ersten bzw. zweiten Ebene zu erhalten, um die Rollachse (21) des Raumfahrzeugs (20) auf die Sonnenlinie (22) auszurichten.

11. Vorrichtung nach Anspruch 9 oder 10, gekennzeichnet durch

- Mittel zum Bereitstellen von ephemeriden Daten der Erde und des Raumfahrzeugs (&epsi;S, ΘTOD);

- Mittel zum Verwenden der ephemeriden Daten der Erde und des Raumfahrzeugs (&epsi;S, ΘTOD), um die Größe des zweiten Winkels (B) zu bestimmen;

- Mittel zum nominellen Anhalten der Bewegung des Raumfahrzeugs (20) in der Roll-, Nick- und Gierachse (21, 30, 34), mit auf die Sonnenlinie (22) ausgerichteter Rollachse (21);

- Mittel zum Drehen der Nickachse (30) um einen Drehwinkel (C), der 90 Grad minus der bestimmten Größe des zweiten Winkels (B) beträgt, um dadurch die Gierachse (34) in eine Position in der zweiten Ebene zu bringen, in der sie einen dritten Winkel mit der Sonnenlinie (22) bildet, so daß die Größe des dritten Winkels im wesentlichen mit der Größe des zweiten Winkels (B) gleich ist;

- wobei die Gierachse (34) auf einem Konus positioniert ist, dessen Halbwinkel gleich dem des zweiten Winkels (B) ist, und des weiteren in einer Positionierung der Rollachse (21) außerhalb der Ausrichtung mit der Sonnenlinie (22), sowie der Ausrichtung einer Nicht- Hauptachse (39) des Raumfahrzeugs auf die Sonnenlinie (22);

- Mittel zum Drehen des Raumfahrzeugs (20) um die Nicht- Hauptachse (39) des Raumfahrzeugs, um so der Gierachse (34) eine konische Bewegung zu verleihen;

- einen sich auf der Gierachse (34) befindlichen Ziellinien-Erdsensor (40), um nach der Erde zu suchen;

- Mittel, um die konische Bewegung der Gierachse (34) in Abhängigkeit der Detektion der Erde durch den Erdsensor (40) zum Stillstand zu bringen; und

- Mittel zum abschließenden Justieren der Ausrichtung des Raumfahrzeugs (20), derart, daß die Gierachse (34) auf den zweiten Vektor (ê) ausgerichtet ist.